飞机在飞行过程中存在声疲劳破坏现象，声载荷是一种载荷大小随机变化、均匀作用于结构表面的随机载荷，可以造成结构的疲劳破坏。声疲劳试验所用的结构件、试验方法以及试验设备应尽量模拟飞机飞行的实际边界条件和载荷情况，但是因为试验周期过长以及试验经费的限制，无法在飞机真实载荷下按照实际的疲劳寿命进行试验验证，为了缩短试验疲劳寿命，简化加载过程，通常不用实际噪声载荷谱，而是通过进行加速试验，根据试验寿命判断结构在原载荷下是否满足疲劳寿命的设计要求。本论文拟通过随机载荷模拟声载荷，对简单试验件进行随机振动试验，研究声疲劳加速试验方法的损伤等效性的以及适用条件，为民机典型构件的声疲劳寿命提供初步的验证方法。通过验证性试验进行研究，对7075-T6铝合金材料进行随机载荷下S—N曲线测试，通过随机载荷模拟声载荷，对缺口板试件施加随机载荷激励，以功率谱密度作为载荷控制量，得到了缺口板试件的试验寿命，估计了飞机典型构件的疲劳寿命曲线线性范围，验证了在105—106区间内疲劳曲线在双对数坐标下存在线性响应段。对试验数据进行线性拟合，得到该曲线的斜率参数，即加速试验的加速因子，为2.14。对结构件进行有限元仿真，利用窄带近似法和Dirlik法进行了各级功率谱密度下的疲劳寿命分析，使用matlab对两组数据在双对数坐标下进行线性拟合，得到上述两种方法下的直线斜率，其中窄带近似法得到的加速因子为4.83，Dirlik法得到的加速因子为4.82。将频域分析方法得到的斜率值与试验的加速因子进行对比，研究利用频域分析方法进行寿命分析及确定试验加速倍数的可行性，进而为民用飞机典型构件加速试验提供初步的试验技术与分析方法。